FR2981686A1

FR2981686A1 - TURBOMACHINE COMPRISING A CONTRAROTATIVE PROPELLER RECEIVER SUPPORTED BY A STRUCTURAL ENVELOPE FIXED TO THE INTERMEDIATE CASING

Info

Publication number: FR2981686A1
Application number: FR1159581A
Authority: FR
Inventors: Francois Gallet; Audrey Grede
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2011-10-21
Filing date: 2011-10-21
Publication date: 2013-04-26
Anticipated expiration: 2031-10-21
Also published as: US20130098066A1; GB2498031A; GB201218842D0; US9217391B2; GB2498031B; FR2981686B1

Abstract

La présente invention se rapporte à une turbomachine (1) d'aéronef, du type « open rotor », comprenant un récepteur (30) à hélices contrarotatives ainsi qu'un générateur de gaz double corps (14) comportant un compresseur basse pression (16) ainsi qu'un compresseur haute pression (18) séparés par carter intermédiaire (27), le générateur de gaz étant agencé en amont du récepteur. Selon l'invention, la turbomachine comprend en outre une enveloppe structurale (50) de support du récepteur (30), entourant le générateur de gaz (14) et présentant une extrémité aval (50a) fixée au récepteur ainsi qu'une extrémité amont (50b) fixée au carter intermédiaire (27). De plus, elle comprend des moyens additionnels de liaison (60) entre l'enveloppe structurale de support et le générateur de gaz, agencés entre les extrémités amont et aval (50b, 50a) de l'enveloppe.The present invention relates to an aircraft turbine engine (1), of the "open rotor" type, comprising a receiver (30) with counter-rotating propellers and a double-body gas generator (14) comprising a low-pressure compressor (16). ) and a high pressure compressor (18) separated by intermediate casing (27), the gas generator being arranged upstream of the receiver. According to the invention, the turbomachine further comprises a structural envelope (50) for supporting the receiver (30), surrounding the gas generator (14) and having a downstream end (50a) fixed to the receiver as well as an upstream end ( 50b) fixed to the intermediate casing (27). In addition, it comprises additional connecting means (60) between the structural support envelope and the gas generator, arranged between the upstream and downstream ends (50b, 50a) of the envelope.

Description

TURBOMACHINE COMPRENANT UN RÉCÉPTEUR À HÉLICES CONTRAROTATIVES SUPPORTÉ PAR UNE ENVELOPPE STRUCTURALE FIXÉE AU CARTER INTERMÉDIAIRE DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte au domaine des turbomachines d'aéronef comprenant un récepteur à hélices contrarotatives agencé en aval d'un générateur de gaz. L'invention s'applique en particulier à une turbomachine à hélices non carénées, dite turbomachine à « open rotor », au sein de laquelle une turbine libre de puissance entraîne les deux hélices contrarotatives, directement ou indirectement par l'intermédiaire d'un dispositif de transmission mécanique formant réducteur. ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE La figure 1 montre une turbomachine d'aéronef 1 du type « open rotor », selon une réalisation connue de l'art antérieur, comparable à celle décrite dans le document FR 2 944 155. Sur cette figure, la direction A correspond à la direction longitudinale ou direction axiale, parallèle à l'axe longitudinal 2 de la turbomachine. La direction B correspond quant à elle à la direction radiale de la turbomachine, et la direction C à la direction tangentielle. De plus, la flèche 4 schématise la direction d'avancement de l'aéronef sous l'action de la poussée de la turbomachine 1, cette direction d'avancement étant contraire au sens 4' principal d'écoulement des gaz au sein de la turbomachine. Les termes « amont » et « aval » utilisés par la suite sont à considérer par rapport au sens principal d'écoulement des gaz 4'. En partie avant, la turbomachine présente une entrée d'air 6 se poursuivant vers l'arrière par une nacelle 8, celle-ci comportant globalement une peau extérieure 10 et une peau intérieure 12, toutes les deux centrées sur l'axe 2 et décalées radialement l'une de l'autre. La peau intérieure 12 forme carter radial externe pour un générateur de gaz 14, comprenant de façon classique, de l'amont vers l'aval, un compresseur basse pression 16, un compresseur haute pression 18, une chambre de combustion 20, une turbine haute pression 22, et une turbine de pression intermédiaire 24. Le compresseur 16 et la turbine 24 sont reliées mécaniquement par un arbre 26, formant ainsi un corps de faible pression, tandis que le compresseur 18 et la turbine 22 sont reliées mécaniquement par un arbre 28, formant un corps de pression plus élevée. Par conséquent, le générateur de gaz 14 présente une conception classique, dite à double corps, dans laquelle les compresseurs 16 et 18 sont séparés par un carter intermédiaire 27, qui forme un élément structural important de la turbomachine. En effet, ce carter 27, traversé par l'air sortant du compresseur 16 avant qu'il ne pénètre dans le compresseur 18, présente une extrémité haute équipée d'une attache moteur 29 reliant la turbomachine 1 à un mât d'accrochage 31, de préférence destiné à être monté sur la voilure de l'aéronef. En aval de la turbine de pression intermédiaire 24, se trouve un récepteur à hélices 5 contrarotatives 30, ce récepteur formant l'élément propulseur de la turbomachine. Le récepteur 30 comprend à son extrémité amont une turbine libre de puissance 32, formant turbine basse pression. Cette turbine comporte un rotor 10 34 relié mécaniquement à un dispositif de transmission mécanique 13, formant réducteur et comprenant notamment un train épicycloïdal 15. Sa partie stator comprend quant à elle un carter extérieur 36 dont une bride amont 38 est fixée sur une bride aval 40 du carter 12, 15 située à l'extrémité de la turbine intermédiaire 24. La fixation s'effectue de manière conventionnelle, par boulonnage. De plus, en aval de la turbine 32, le récepteur 30 intègre une première hélice 7 ou hélice 20 aval, portant des pales 7a. De manière analogue, le système 30 comprend une seconde hélice 9 ou hélice amont, portant des pales 9a. Ainsi, les hélices 7, 9 sont décalées l'une de l'autre selon la direction 4, et toutes les deux situées en aval de la turbine libre 32. 25 Les deux hélices 7, 9 sont destinées à tourner dans des sens opposés autour de l'axe 2 sur lequel elles sont centrées, les rotations s'effectuant par rapport au stator 34 restant immobile. L'entraînement en rotation de ces deux hélices 7, 9, 30 dépourvues de carénage radial extérieur les entourant, s'effectue à l'aide du dispositif de transmission mécanique 13 auquel elles sont reliées. Le récepteur 30 est donc agencé en porte-à-faux à l'extrémité aval du générateur de gaz, ce qui 5 génère des efforts sources de distorsions de ce dernier, en particulier de son carter externe. Cela peut conduire à des consommations de jeux importantes en bout de pales des modules du générateur de gaz, en particulier au niveau des pales du compresseur haute 10 pression. Ces consommations de jeux sont susceptibles de dégrader sensiblement le rendement global et la marge au pompage de la turbomachine. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a donc pour but de remédier au 15 moins partiellement aux inconvénients mentionnés ci-dessus, relatifs aux réalisations de l'art antérieur. Pour ce faire, l'invention a pour objet une turbomachine d'aéronef comprenant un récepteur à hélices contrarotatives ainsi qu'un générateur de gaz 20 double corps comportant un compresseur basse pression ainsi qu'un compresseur haute pression séparés par un carter intermédiaire, ledit générateur de gaz étant agencé en amont dudit récepteur. Selon l'invention, la turbomachine comprend 25 en outre une enveloppe structurale de support du récepteur, ladite enveloppe entourant le générateur de gaz et présentant une extrémité aval fixée audit récepteur ainsi qu'une extrémité amont fixée audit carter intermédiaire. De plus, elle comprend des moyens 30 additionnels de liaison entre ladite enveloppe structurale de support et le générateur de gaz, agencés entre les extrémités amont et aval de l'enveloppe. L'invention est donc remarquable en ce qu'elle permet à au moins une partie des efforts, résultant de la position en porte-à-faux du récepteur, de ne plus transiter par la portion du générateur de gaz située en aval du carter intermédiaire. En effet, ces efforts transitent par l'enveloppe structurale pour être ensuite directement introduits dans le carter intermédiaire séparant les deux compresseurs. La solution apportée permet ainsi avantageusement de supprimer la liaison mécanique directe entre l'extrémité aval du générateur de gaz, et l'extrémité amont du récepteur. De préférence, il n'est d'ailleurs plus prévu de liaison mécanique directe entre le récepteur et le carter externe du générateur de gaz située, en aval du carter intermédiaire. Il en découle une diminution des distorsions du générateur de gaz, en particulier de son carter externe, en aval du carter intermédiaire. Cela entraîne une limitation notable de la consommation des jeux en bout de pales des modules du générateur, en particulier en bout de pales du compresseur haute pression. Le rendement global et la marge au pompage de la turbomachine s'en trouvent sensiblement améliorés. De préférence, lesdits moyens additionnels de liaison sont conçus de manière à permettre un déplacement relatif entre ladite enveloppe structurale de support et le générateur de gaz. Cela permet non 30 seulement de gérer de manière satisfaisante la dilatation thermique différentielle entre les deux éléments reliés par ces moyens additionnels, mais également d'augmenter sensiblement la partie des efforts résultant du porte-à-faux qui transite vers le carter intermédiaire, par l'enveloppe structurale, sans solliciter le carter externe du générateur de gaz. Il est même possible de faire en sorte que l'intégralité des efforts concernés transite par cette enveloppe, sans charger la partie du générateur de gaz située en aval du carter intermédiaire. Le rendement global de la turbomachine est alors parfaitement optimisé grâce à la souplesse conférée par les moyens additionnels de liaison, qui permettent donc à l'enveloppe de se déformer tout en limitant / empêchant la transmission d'efforts au générateur de gaz. TECHNICAL FIELD The present invention relates to the field of aircraft turbomachines comprising a counter-rotating propeller receiver arranged downstream of a gas generator. BACKGROUND OF THE INVENTION The present invention relates to the field of aircraft turbomachines comprising a counter-rotating propeller receiver arranged downstream of a gas generator. The invention applies in particular to a turbomachine with unducted propellers, called "open rotor" turbomachines, within which a free power turbine drives the two counter-rotating propellers, directly or indirectly via a device. mechanical transmission forming a reducer. STATE OF THE PRIOR ART FIG. 1 shows an aircraft turbine engine 1 of the "open rotor" type, according to an embodiment known from the prior art, comparable to that described in document FR 2 944 155. In this figure, the direction A corresponds to the longitudinal direction or axial direction, parallel to the longitudinal axis 2 of the turbomachine. The direction B corresponds to the radial direction of the turbomachine, and the direction C to the tangential direction. In addition, the arrow 4 schematizes the direction of advance of the aircraft under the action of the thrust of the turbomachine 1, this forward direction being contrary to the direction 4 'main flow of gas within the turbomachine . The terms "upstream" and "downstream" used thereafter are to be considered in relation to the main flow direction of the gases 4 '. In the front part, the turbomachine has an air inlet 6 continuing towards the rear by a nacelle 8, which generally comprises an outer skin 10 and an inner skin 12, both centered on the axis 2 and offset radially from each other. The inner skin 12 forms an outer radial casing for a gas generator 14, comprising conventionally, from upstream to downstream, a low-pressure compressor 16, a high-pressure compressor 18, a combustion chamber 20, a tall turbine pressure 22, and an intermediate pressure turbine 24. The compressor 16 and the turbine 24 are mechanically connected by a shaft 26, thus forming a body of low pressure, while the compressor 18 and the turbine 22 are mechanically connected by a shaft 28 , forming a higher pressure body. Therefore, the gas generator 14 has a conventional design, called double body, in which the compressors 16 and 18 are separated by an intermediate casing 27, which forms an important structural element of the turbomachine. Indeed, this housing 27, through which the air leaving the compressor 16 before it enters the compressor 18, has a high end equipped with a motor attachment 29 connecting the turbomachine 1 to a latching mast 31, preferably intended to be mounted on the wing of the aircraft. Downstream of the intermediate pressure turbine 24 is a counter-rotating propeller receiver 30, which receiver forms the propelling element of the turbomachine. The receiver 30 comprises at its upstream end a free power turbine 32, forming a low-pressure turbine. This turbine comprises a rotor 34 mechanically connected to a mechanical transmission device 13 forming a gearbox and comprising in particular an epicyclic gear train 15. Its stator part comprises an external casing 36, an upstream flange 38 of which is fixed to a downstream flange 40. of the housing 12, 15 located at the end of the intermediate turbine 24. The fixing is carried out in a conventional manner, by bolting. In addition, downstream of the turbine 32, the receiver 30 incorporates a first helix 7 or propeller 20 downstream, carrying blades 7a. Similarly, the system 30 comprises a second propeller 9 or upstream propeller, carrying blades 9a. Thus, the propellers 7, 9 are offset from each other in the direction 4, and both located downstream of the free turbine 32. The two propellers 7, 9 are intended to rotate in opposite directions around of the axis 2 on which they are centered, the rotations being effected with respect to the stator 34 remaining stationary. The rotational drive of these two propellers 7, 9, 30 devoid of outer radial fairing surrounding them, is performed by means of the mechanical transmission device 13 to which they are connected. The receiver 30 is thus arranged cantilevered at the downstream end of the gas generator, which generates forces distorting sources of the latter, in particular of its outer casing. This can lead to significant consumption of games at the end of the blades of the gas generator modules, particularly at the blades of the high pressure compressor. These game consumptions are likely to significantly degrade the overall efficiency and pumping margin of the turbomachine. DISCLOSURE OF THE INVENTION The object of the invention is therefore to at least partially overcome the aforementioned drawbacks relating to the embodiments of the prior art. For this purpose, the subject of the invention is an aircraft turbine engine comprising a counter-rotating propeller receiver and a double-body gas generator comprising a low-pressure compressor and a high-pressure compressor separated by an intermediate casing, said gas generator being arranged upstream of said receiver. According to the invention, the turbomachine further comprises a structural envelope for supporting the receiver, said envelope surrounding the gas generator and having a downstream end fixed to said receiver and an upstream end fixed to said intermediate casing. In addition, it comprises additional connecting means between said structural support shell and the gas generator, arranged between the upstream and downstream ends of the envelope. The invention is therefore remarkable in that it allows at least part of the forces, resulting from the cantilever position of the receiver, to no longer transit through the portion of the gas generator located downstream of the intermediate casing . Indeed, these forces pass through the structural envelope to be then directly introduced into the intermediate casing separating the two compressors. The solution provided thus advantageously makes it possible to eliminate the direct mechanical connection between the downstream end of the gas generator and the upstream end of the receiver. Preferably, there is no longer any direct mechanical connection between the receiver and the outer casing of the gas generator located downstream of the intermediate casing. This results in a reduction of the distortions of the gas generator, in particular of its external casing, downstream of the intermediate casing. This results in a significant limitation of the consumption of the games at the end of the blades of the generator modules, in particular at the end of the blades of the high-pressure compressor. The overall efficiency and the pumping margin of the turbomachine are substantially improved. Preferably, said additional connecting means are designed to allow relative movement between said structural support shell and the gas generator. This not only satisfactorily manages the differential thermal expansion between the two elements connected by these additional means, but also substantially increases the part of the forces resulting from the cantilever which passes to the intermediate casing, by the structural envelope, without soliciting the outer casing of the gas generator. It is even possible to ensure that all the forces concerned passes through this envelope, without loading the part of the gas generator located downstream of the intermediate casing. The overall efficiency of the turbomachine is then perfectly optimized thanks to the flexibility conferred by the additional connecting means, which therefore allow the envelope to deform while limiting / preventing the transmission of forces to the gas generator.

De préférence, lesdits moyens additionnels de liaison comprennent une pluralité de bielles réparties circonférentiellement les unes des autres, autour de l'axe longitudinal de la turbomachine, ces bielles étant préférentiellement montées à leurs extrémités par des liaisons rotulées. De préférence, lesdits moyens additionnels de liaison sont agencés en aval de la chambre de combustion du générateur de gaz, et encore plus préférentiellement à proximité d'une extrémité aval du générateur de gaz. Enfin, la turbomachine comporte de préférence des moyens permettant de prélever un flux d'air à la sortie du compresseur basse pression et de le diriger vers un espace annulaire délimité extérieurement par l'enveloppe structurale de support, la turbomachine étant conçue de manière à ce que ledit flux d'air soit introduit dans une turbine de puissance du récepteur. L'enveloppe structurale est alors mise à profit pour canaliser un flux secondaire d'air à travers la turbomachine, qui en est habituellement 5 dépourvue sur ce type de conception à hélices contrarotatives non carénées. Le flux d'air prélevé est ensuite réinjecté dans la turbine de puissance, ce qui permet de réduire la consommation de carburant, refroidir les éléments du générateur de gaz situés au 10 contact et à proximité de ce flux d'air dérivé, et contrôler les aspects thermodynamiques du compresseur basse pression, en particulier sa marge au pompage. Le prélèvement d'air peut être réalisé à l'aide d'écopes fixes ou commandables, de préférence 15 montées sur le carter intermédiaire. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS 20 Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ; - la figure 1, déjà décrite, représente une vue schématique en demi-coupe longitudinale d'une turbomachine, selon une réalisation connue de l'art 25 antérieur ; - la figure 2 représente une vue en demi-coupe longitudinale d'une turbomachine selon un mode de réalisation préféré de la présente invention ; et - la figure 3 représente une vue similaire 30 à celle de la figure 2, avec la turbomachine, montrée partiellement, se présentant sous la forme d'une alternative de réalisation. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS Sur la figure 2, il est représenté une turbomachine du type à « open rotor », selon un mode de réalisation préféré de la présente invention. Les éléments portant les mêmes références numériques que des éléments de turbomachine de la figure 1 correspondent à des éléments identiques ou similaires. Preferably, said additional connecting means comprise a plurality of rods distributed circumferentially from one another, around the longitudinal axis of the turbomachine, these rods being preferably mounted at their ends by rotovated links. Preferably, said additional connecting means are arranged downstream of the combustion chamber of the gas generator, and even more preferably near a downstream end of the gas generator. Finally, the turbomachine preferably comprises means making it possible to take a stream of air at the outlet of the low-pressure compressor and to direct it towards an annular space delimited externally by the structural support envelope, the turbomachine being designed so that said airflow is introduced into a power turbine of the receiver. The structural envelope is then used to channel a secondary flow of air through the turbomachine, which is usually lacking on this type of contra-rotating propeller designs not keeled. The withdrawn air stream is then re-injected into the power turbine, thereby reducing fuel consumption, cooling the gas generator elements in contact with and near this derived airflow, and controlling thermodynamic aspects of the low pressure compressor, in particular its pumping margin. The air sampling can be carried out using fixed or controllable scoops, preferably mounted on the intermediate casing. Other advantages and features of the invention will become apparent in the detailed non-limiting description below. BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS This description will be made with reference to the accompanying drawings, among which; - Figure 1, already described, shows a schematic longitudinal half-sectional view of a turbomachine, according to an embodiment known from the prior art; - Figure 2 shows a longitudinal half-sectional view of a turbomachine according to a preferred embodiment of the present invention; and FIG. 3 shows a view similar to that of FIG. 2, with the turbomachine, shown partially, being in the form of an alternative embodiment. DETAILED DESCRIPTION OF PREFERRED EMBODIMENTS In FIG. 2, there is shown an "open rotor" type turbomachine, according to a preferred embodiment of the present invention. The elements bearing the same numerical references as turbomachine elements of FIG. 1 correspond to identical or similar elements.

Ainsi, on peut s'apercevoir que la particularité de la présente invention réside dans la présence d'une enveloppe structurale 50 de support du récepteur 30. Cette enveloppe 50 s'étend autour du générateur de gaz 14, en étant centrée sur l'axe 2, entre une extrémité aval 50a et une extrémité amont 50b. L'extrémité amont 50b est fixée au carter intermédiaire par l'intermédiaire d'une bride de fixation 52 prévue sur l'enveloppe, et d'une bride de fixation 54 du carter intermédiaire 27. Les deux brides sont fixées classiquement par boulonnage. La bride 54 s'étend radialement vers l'extérieur à partir d'une extrémité aval et externe du carter intermédiaire. De préférence, cette bride 54 présente une surface de contact avec la bride 52, qui se situe dans un plan correspondant au plan d'interface entre le carter intermédiaire 27 et la portion du carter externe 12 qui entoure le compresseur haute pression 18. Ainsi, l'enveloppe 50 s'étend à partir du carter intermédiaire 27 autour et à distance du carter externe 12, vers l'aval en direction de son extrémité 50a portant une bride de fixation 56. Celle-ci est fixée classiquement par boulonnage à la bride de fixation amont 38 du carter extérieur 36 du récepteur 30, cette dernière bride 38 n'étant donc plus fixée directement sur la partie aval du générateur de gaz 14, comme cela était le cas antérieurement. En revanche, il est prévu des moyens additionnels de liaison entre l'enveloppe 50 et l'extrémité aval du générateur de gaz 14, ces moyens étant préférentiellement montés à proximité de l'extrémité aval 50a, et se raccordant sur la partie du carter externe 12 entourant la turbine 24, sur ou à proximité d'une extrémité aval de celle-ci. Ces moyens prennent la forme d'une pluralité de bielles 60 réparties circonférentiellement les unes des autres, autour de l'axe longitudinal 2. Chaque bielle 60 s'inscrit de préférence dans un plan intégrant cet axe 2, en étant légèrement inclinée par rapport à la direction verticale de manière à ce que son extrémité radialement interne soit décalée vers l'aval par rapport à son extrémité radialement externe. Cet agencement permet d'accompagner de manière satisfaisante la dilatation thermique du générateur de gaz vers l'aval, ce dernier ayant tendance à plus se dilater que l'enveloppe 50, moins exposée aux sollicitations thermiques. Ainsi, les bielles permettent avantageusement un déplacement relatif entre l'enveloppe structurale 5 et le générateur de gaz 14, dans les trois directions longitudinale A, radiale B et tangentielle C. Pour faciliter ces mouvements relatifs, les bielles 60 sont montées à leurs extrémités par des liaisons rotulées 62. Avec cette configuration, les efforts résultant de la position en porte-à-faux du récepteur 5 30 transitent quasi-exclusivement par l'enveloppe 50, qui peut alors se déformer sans charger le générateur de gaz agencé à distance, radialement vers l'intérieur. L'enveloppe 50 est préférentiellement fabriquée à l'aide de deux demi-coques fixées 10 longitudinalement l'une sur l'autre. Elles sont métalliques ou réalisées en matériau composite, selon le niveau de sollicitation thermique auquel elle est soumise. Cette enveloppe 50 peut avantageusement 15 être utilisée de manière à faire circuler un flux secondaire frais au sein de la turbomachine. A cet effet, elle comporte des moyens conventionnels (non représentés) du type écopes permettant de prélever un flux d'air 70 à la sortie du compresseur basse pression 20 16. Les écopes, montées sur le carter intermédiaire, sont fixes ou commandables. Le flux d'air 70 qu'elles dérivent du flux sortant du compresseur 16 transite donc par le carter intermédiaire 27 au sein duquel ce flux 70 est prélevé, avant de rejoindre un espace 25 annulaire 72 délimité extérieurement par la surface intérieure de l'enveloppe 60, et délimité intérieurement par le carter externe 12 du générateur. Le flux 70 se dirige vers l'aval jusqu'à emprunter un passage annulaire 78 entre les extrémités aval du 30 carter 12 et de l'enveloppe 50, et être ainsi introduit dans la turbine libre de puissance 36, comme schématisé sur la figure 2. Dans cette turbine, il rejoint le flux primaire 74 issu de la turbine 24, duquel il avait été séparé par les écopes au sein du carter intermédiaire 27. Thus, it can be seen that the particularity of the present invention resides in the presence of a structural envelope 50 for supporting the receiver 30. This envelope 50 extends around the gas generator 14, being centered on the axis 2, between a downstream end 50a and an upstream end 50b. The upstream end 50b is fixed to the intermediate casing via a fastening flange 52 provided on the casing, and a fastening flange 54 of the intermediate casing 27. The two flanges are conventionally fastened by bolting. The flange 54 extends radially outwardly from a downstream and outer end of the intermediate casing. Preferably, this flange 54 has a contact surface with the flange 52, which lies in a plane corresponding to the interface plane between the intermediate casing 27 and the portion of the outer casing 12 which surrounds the high-pressure compressor 18. Thus, the casing 50 extends from the intermediate casing 27 around and away from the outer casing 12, downstream towards its end 50a carrying a fastening flange 56. This is fixed conventionally by bolting to the flange Upstream attachment 38 of the outer casing 36 of the receiver 30, the latter flange 38 is no longer directly attached to the downstream portion of the gas generator 14, as was the case previously. On the other hand, additional connecting means are provided between the casing 50 and the downstream end of the gas generator 14, these means being preferably mounted near the downstream end 50a and connected to the part of the outer casing 12 surrounding the turbine 24 on or near a downstream end thereof. These means take the form of a plurality of rods 60 distributed circumferentially of each other, about the longitudinal axis 2. Each connecting rod 60 is preferably in a plane integrating this axis 2, being slightly inclined relative to the vertical direction so that its radially inner end is offset downstream relative to its radially outer end. This arrangement satisfactorily accompanies the thermal expansion of the gas generator downstream, the latter tending to expand more than the envelope 50, less exposed to thermal stresses. Thus, the connecting rods advantageously allow a relative displacement between the structural envelope 5 and the gas generator 14, in the three longitudinal directions A, radial B and tangential C. To facilitate these relative movements, the connecting rods 60 are mounted at their ends by 62. With this configuration, the forces resulting from the cantilevered position of the receiver 30 pass almost exclusively through the envelope 50, which can then deform without loading the gas generator arranged at a distance, radially inward. The envelope 50 is preferably manufactured using two half-shells fixed longitudinally one on the other. They are metallic or made of composite material, depending on the level of thermal stress to which it is subjected. This envelope 50 may advantageously be used so as to circulate a fresh secondary flow within the turbomachine. For this purpose, it comprises conventional means (not shown) of the scoop type for taking a flow of air 70 at the outlet of the low pressure compressor 16. The scoops, mounted on the intermediate casing, are fixed or controllable. The air flow 70 that they derive from the flow leaving the compressor 16 thus passes through the intermediate casing 27 in which this flow 70 is taken, before reaching an annular space 72 delimited externally by the inner surface of the casing 60, and delimited internally by the outer casing 12 of the generator. The flow 70 is directed downstream to take an annular passage 78 between the downstream ends of the casing 12 and the casing 50, and thus be introduced into the free power turbine 36, as shown diagrammatically in FIG. In this turbine, it joins the primary flow 74 coming from the turbine 24, from which it had been separated by the scoops within the intermediate casing 27.

Selon une alternative de réalisation représentée sur la figure 3, l'extrémité aval 50a de l'enveloppe 50 est raccordée par sa bride 56 à l'extrémité aval du carter externe 36 de la turbine 32, via une bride 80 dédiée à cet effet. According to an alternative embodiment shown in Figure 3, the downstream end 50a of the casing 50 is connected by its flange 56 to the downstream end of the outer casing 36 of the turbine 32, via a flange 80 dedicated for this purpose.

Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite, uniquement à titre d'exemples non limitatifs.15 Of course, various modifications may be made by those skilled in the art to the invention which has just been described, solely as non-limiting examples.

Claims

REVENDICATIONS1. Aircraft turbomachine (1) comprising a counter-rotating propeller receiver (30) and a double-body gas generator (14) comprising a low-pressure compressor (16) and a high-pressure compressor (18) separated by a crankcase intermediate (27), said gas generator being arranged upstream of said receiver, characterized in that it further comprises a structural envelope (50) for supporting the receiver (30), said envelope surrounding the gas generator (14) and having a downstream end (50a) attached to said receiver and an upstream end (50b) attached to said intermediate housing (27), and comprising additional connecting means (60) between said structural support shell and the gas generator, arranged between the upstream and downstream ends (50b, 50a) of the envelope.

2. A turbomachine according to claim 1, characterized in that said additional connecting means (60) are designed to allow a relative displacement between said structural support shell (50) and the gas generator (14).

3. The turbomachine according to claim 2, characterized in that said additional connecting means comprise a plurality of rods (60) distributed circumferentially from each other, about the longitudinal axis (2) of the turbomachine.

4. A turbomachine according to claim 3, characterized in that said rods (60) are mounted at their ends by rotovated links (62).

5. Turbomachine according to any one of the preceding claims, characterized in that said additional connecting means (60) are arranged downstream of the combustion chamber (20) of the gas generator (14).

6. Turbomachine according to any one of the preceding claims, characterized in that it comprises means for taking a flow of air (70) at the outlet of the low pressure compressor (16) and directing it to a space annular ring (74) delimited externally by the structural support shell (50), the turbomachine being designed so that said air stream (70) is introduced into a power turbine (36) of the receiver (30) . 25 30